CN105460212A - 一种油电混合动力多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种油电混合动力多旋翼飞行器，属于无人飞行器技术领域。油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼1、下主旋翼2、多旋翼飞行器电控板4、电机驱动副旋翼5、电机6、燃油发动机7、转速对偶齿轮箱8、电池11、风门控制步进电机24构成。该飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成，上主旋翼和下主旋翼具有相同尺寸，转速完全相同，转向相反，实现正反扭矩平衡使得多旋翼飞行器不会在空中发生转动。燃油发动机7固定在机臂16上，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心。

Description

一种油电混合动力多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种油电混合动力多旋翼飞行器，属于无飞行器领域。

背景技术

多旋翼无人飞行器的旋翼轴为对称分布，是一种能够垂直起降、以四个旋翼作为动力装置的，不载操作人员的飞行器。其用途极为广泛。主要应用有如下几个方面

1.政府机构:警务应用；火场指挥、抢险救灾、交通管理；

2.媒体机构：新闻媒体、航空摄影；

3科研机构:野生动物摄影、环境评估、空中考古；

4企业机构：房地产管理、管线巡检；

5个人应用：遥控飞行、空中摄影；

6未来将在物流领域的大量应用。目前，快递公司通过铁路、公路、航空等交通方式，将客户货物快速送达目的地。快递公司的现代化已经让整体效率提高，规范的流程是现代化的保证，但是针对少数特殊需求的用户还没有做出相应措施，特别针对时间要求高、物件重量轻、体积小的客户可以采用的飞行器进行派送。

多轴飞行器基于导航定位系统包括地理信息系统和全球定位系统。地理信息系统GIS技术把地图这种独特的视觉化效果和地理分析功能与一般的数据库操作集成在一起。全球定位系统可以提供车辆定位、防盗、反劫、行驶路线监控及呼叫指挥等功能。要实现以上所有功能必须具备全球定位系统终端、传输网络和监控平台三个要素。当信息管理平台接收到送达的目的地数据后，会通过地理信息系统和全球定位系统分析整理后选择较为合适的飞行路线。目前导航系统十分成熟，导航仪器商品化较为普遍。

多轴飞行器所有的应用都基于飞行器够长航时、大载荷飞行，否则所有的应用很窄的范围。目前四旋翼飞行器均采用电池驱动，由于单位质量电池所能存储的能量远小于汽油等化石燃料，所以目前四旋翼飞行器的飞行时间都十分有限，正常负载情况下巡航时间仅为20分钟以内，而燃油动力的单旋翼直升机，巡航时间可长达数个小时。但燃油动力的单旋翼直升飞机飞行姿态的控制、操控的稳定性、精准性目前还是一个难题。因为通过电信号精确控制燃油发动机的转速是一件极其困难的事儿，这使得燃油单旋翼直升飞机无法完成电动多旋翼飞行器，所能完成的任务。两种类型的飞行器，各有优缺点，燃油飞行器具有长航时、大载荷的特性；电动多旋翼飞行器能够被精确操控，可以预先编程，在GPS的导航下沿规定路线完成各种动作，这是燃油飞行器无法实现的，但在需要长巡航时间的应用领域尚不能代替燃油动力的单旋翼。因此，把两者的优点结合起来，才能真正实现飞行器能够被精确操控，同时又具有大载荷长航时的特性。只有这样，才能够实现多旋翼飞行器飞的实际应用。

目前还有一种油电混合动力四旋翼无人飞行器，其目的是通过油电混合动力的方式延长四旋翼飞行器的续航时间，所提出的油电混合驱动方式是该飞行器在飞行时由自带发动机带动发电机向动力电池进行供电，燃油发动机熄火后，仍可利用储存的电能安全的操纵多旋翼飞行器着陆。该油电混合方式存在着重大的缺陷。因在飞行的过程中，需要通过旋翼高速的旋转提供升力来克服重力，因此，四旋翼无人飞行器的4个电机必须高速运转提供升力来克服整套燃油发电机系统的重力，使得电机的能耗剧烈增加，所消耗的电能需由燃油发电机系统进行补充，所发出来的电能几乎全部用于克服套燃油发电机系统的重力，真正输出的电能极少，既污染了环境，又没有增加续航能力和载荷能力，因此没有任何实用性。。

发明内容

本发明为了克服现有多旋翼飞行器普遍存在的问题，即航程短、载荷小，飞行时间有限的缺陷，利用油电混合动力克服电动多旋翼飞行器固有的缺点，燃油发动机直接驱动主旋翼提供升力，配合电机驱动的副旋翼，实现飞行器能够被精确操控，同时又具有大载荷长航时的特性。

油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼1、下主旋翼2、多旋翼飞行器天线3、多旋翼飞行器电控板4、电机驱动副旋翼5、电机6、燃油发动机7、转速对偶齿轮箱8、化油器9、电池11、燃油进气风门12、输油管13、油箱15、机臂16、上主旋翼轴18、下主旋翼套管轴19、上伞齿轮20、下伞齿轮21、转速传感器22、发动机排气管23、风门控制步进电机24构成。

油电混合动力多旋翼飞行器分由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成（参见图1所示），上主旋翼转轴18从顶端穿过下主旋翼2下主旋翼套管轴19后与下伞齿轮21焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼2的旋转主轴为下主旋翼套管轴19，该套管轴内设空腔，只有上中下3个端面与内部上主旋翼轴18有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴19与上主旋翼转轴18能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴19与上伞齿轮20向上的大端面焊接，上伞齿轮20和下伞齿轮21之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱8中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮21下方设置有监测主旋翼转轴18转速的转速传感器21，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机7通过发动机固定托架14固定在机臂16上（参见图2所示），发动机固定托架14同时固定油箱15，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架17以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，改进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线3和多旋翼飞行器电控板4安装在机臂16上，电池11安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂16的端头安装电机座10，电机座固定电机6，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼5，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔至少大于3cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

遥控发射器给出发射指令，接受装置接受到指令后，给出主旋翼、油门、前进方向、升降、陀螺这些参数的期望值指令信号传输给飞行控制板，控制多旋翼电机和燃油发动机风门，通过调节飞行器电机的电流改变不同电机的转速，实现飞行器姿态调整，需要精确平稳控制主旋翼转速，采用闭环控制，发动机输出转速反馈信号输入飞行控板，控制步进电机调整风门，实现转速平稳（如图3所示）。

工作原理：油电混合动力飞行器分由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，一般承担50%以上的升力，副旋翼提供小部分升空动力，所提供的升力小于50%，两者之间存在这样的关系：主旋翼提供的升力占比越高，滞空时间越长，载荷能力也越大，其缺点是操控能力减弱；副旋翼提供的升力占比越高，这滞空时间就越短，载荷能力也越差，但是操控性能会更好。因此两者之间相互有一个配合，根据实际情况的需要来调整两者之间生力的比例关系。例如不需要飞机灵活飞行，强调长航时大载荷飞行时，那么就必须提高主旋翼生力的占比，如果强调飞行器的表演性能，就必须减少主旋翼升力的占比，以便实现灵活操纵。

主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成（参见图1所示），上主旋翼转轴18从顶端穿过下主旋翼2下主旋翼套管轴19后与下伞齿轮21焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼套管轴19与上伞齿轮20向上的大端面焊接，上伞齿轮20和下伞齿轮21之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱8中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定。这样的结构使得上主旋翼和下主旋翼的转速完全相同，转速方向相反，实现正反扭矩平衡，这样的配置使得多旋翼飞行器不会在空中发生转动。

下主旋翼2的旋转主轴为下主旋翼套管轴19，该套管轴内设空腔，只有上中下3个端面与内部上主旋翼轴18有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴19与上主旋翼转轴18能够沿同一轴心线相互独立转动，套筒构其目的是尽可能减少高速运动所带来的机械摩擦损耗。在使用的过程中，必须加入适合的润滑油以减少摩擦损耗。

遥控发射器给出发射指令，接受装置接受到指令后，给出主旋翼、油门、前进方向、升降、陀螺这些参数的期望值指令信号传输给飞行控制板，控制多旋翼电机和燃油发动机风门，通过调节飞行器电机的电流改变不同电机的转速，实现飞行器姿态调整，需要精确平稳控制主旋翼转速，采用闭环控制，发动机输出转速反馈信号输入飞行控板，控制步进电机调整风门，实现转速平稳。

下伞齿轮21下方设置有监测主旋翼转轴18转速的转速传感器21，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机7通过发动机固定托架14固定在机臂16上（参见图2所示）。尽可能选择动力输出轴位于发动机重心位置发动机，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，这样的配置使得主旋翼和副旋翼的升力具有轴对称分布，这样就便于操控；油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，发动机在工作的过程中，油箱里的油会不断减少，这样会使得邮箱的重心仍然在多旋翼飞行器的几何中心位置，使得飞行器在飞行的过程中依然保持水平飞行。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，改进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度。在飞行的过程中，通过遥控器加大油门，我们有两种控制方式可以选择

一、主旋翼恒力矩控制方式

这种操控方式的特性是飞行器在升空之后，燃油发动机以某一个恒定的转速进行工作，提供一个恒定的升力，相当于飞行器的重量减少到原重量的一半以上，其他所有的操控均由电机驱动的副旋翼来实现，这种控制的优点是控制电路极其简单，但操控性能不太好；

二、主旋翼非恒力矩控制方式

这种操控方式是飞行器在升空之后，燃油发动机的转速是非恒定的，主旋翼转速的大小与电机驱动的副旋翼转速的大小存在严格的比例关系，换言之在加大油门时，主旋翼和副旋翼的转述同时升高，这样的操控性比上一方案更为优越，相对而言控制电路更为复杂。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线3和多旋翼飞行器电控板4安装在机臂16上，电池11安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂16的端头安装电机座10，电机座固定电机6，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼5，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔至少大于3cm，使得两者的气流不发生相互扰动。实际的应用中，尽可能拉开间隔距离，避免气流扰动，破坏飞行器的飞行姿态。

燃油发动机升力的确定：旋翼的升力

Y_１＝∫₀ ¹(△P_下cosθ_下－△P_上cosθ_上)cosadx

=1/2ρV²∫₀ ¹(p_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx

=1/2ρV²b∫₀ ¹(P_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx/b

令（P_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx/b=Cy₁（1）

Cy₁是该旋翼翼型的升力系数，那么，单位展长桨叶升力可以写为

Y₁＝Cy₁1/2.ρv²b1

式中b1是单位展长的桨叶面积，所以，直升机旋翼升力可仿此写成

Y=Cy1/2.pv²S（2）

该式即直升机的旋翼升力公式。Cy为升力系数，S为桨叶的总面积。

混合动力的总升力

Y_总=Y₁+Y₂+Y₃+…+Y_n+Y_燃油(3)

n为多旋翼飞行器旋翼数。根据公式(2)，可以计算出燃油发动机和电机旋翼的升力，确定适合的升力比Y_燃油/Y_总。例如主旋翼提供60%的升力，副旋翼提供60%的升力。

无人机遥感控制平台电路

飞行控制原理：遥控发射器给出发射指令，接受装置接受到指令后，给出主旋翼、油门、前进方向、升降、陀螺这些参数的期望值指令信号传输给飞行控制板，控制四个电机（以四旋翼飞行器为例）和燃油发动机风门，通过调节四个电机的电流改变不同电机的转速，实现飞行器姿态调整，如前行、横滚、转向、翻滚等，飞行器平台的水平面的改变使得主旋翼水平面随之改变，这会加剧姿态的变化，因此需要精确平稳控制主旋翼转速，为了使得燃油发动机转速平稳，采用PID闭环控制，发动机输出转速反馈信号输入飞行控板，控制步进电机，调整风门，实现转速稳定。

无人机系统以AT89S52为主控芯片，扩展多路串口及USB接口以实现系统与外围设备的通信，同时设计了相机驱动模块及三自由度步进电机驱动模块。

接口扩展电路：USB口扩展由CH375芯片实现。CH375是USB总线的通用接口芯片。支持USB-HOST主机方式和USB-DEVICE／SLAVE设备方式。CH375的USB主机方式支持常用的USB全速设备，外部单片机需要编写固件程序按照相应的USB协议与USB设备通信。但是对于常用的USB存储设备，CH375的内置固件可以自动处理Mass-Storage海量存储设备的专用通信协议，通常情况下，外部单片机不需要编写固件程序．就可以直接读写USB存储设备中的数据。CH375和单片机的通信有2种方式：并行方式和串行方式。USB扩展电路原理图如图4所示，CH375芯片设置为内置固件模式，使用12MHz晶体。单片机P0口与CH375的D0～D7相连作为数据总线，译码器输出CH375的相连片选该芯片，单片机A0与CH375的A0相连，可选择CH375的地址或是数据输入与输出。当A0为高电平是D0～D7的传输的是地址，低电平时传输的是数据。P3．6和P3．7分别控制CH375的读写操作。CH375接单片机输入端，当有数据通过USB口输入时产生中断信号，通知单片机进行数据处理。当CH375芯片初始化后并成功与主机连通之后，指示灯亮。

步进电机驱动电路：稳定云台控制即为三自由度步进电机控制，即控制遥感传感器的俯仰角、横滚角和航向角使稳定云台保持水平（或垂直）状态，在此基础上增加发动机风门步进电机控制。步进电机驱动由THB6128芯片实现，单片机只需输出步进电机运行方向和脉冲信号即可达到控制步进电机的目的。THB6128是高细分两相混合式步进电机驱动专用芯片，通过单片机输出控制信号，即可设计出高性能、多细分的驱动电路。其特点为双全桥MOSFET驱动，低导通电阻Ron=0．55Ω，最高耐压36V，大电流2．2A（峰值），多种细分可选，最高可达128细分，具有自动半流锁定功能，快衰、慢衰、混合式衰减3种衰减方式可选，内置温度保护及过流保护。图5为发动机风门步进电机驱动电路，航向角步进电机驱动电路、俯仰角、横滚角步进电机驱动与之相同。图中CP1与U／D分别为单片机给出的驱动脉冲与电机运行方向控制信号。M1，M2，M3为电机驱动细分数选择信号输入，由拨码开关人为控制。FDT1与VREG1分别为衰减模式选择电压与电流控制电压输入端。当3．5V时为慢衰减模式；当为混合衰减模式；当FDT1<0．8V时为快衰减模式。调整VREG1端电压即可设定步进电机驱动电流值。

CCD／相机驱动电路:CCD／相机驱动由单稳态触发器74LS221和光耦合器P521实现。74LS221既可以下降沿触发也可上升沿触发，且都可以禁止输出。其输出的脉宽通过内部补偿获得而不受外部电压和稳定影响，在大多数应用中，脉宽只由外接的时控元件决定。CCD／相机驱动电路如图6所示。图示参数的单稳态触发器高电平持续时间约为33ms，可根据相机的实际曝光时间的需要，改变电路的充电时间常数RC来调节稳态时间的长短。图中Camera为单片机P3．5口，当其为下降沿时，触发单稳态触发器输出高电平，此高电平作用于光耦合器P521的二极管端，从而触发三极管端导通，进而触发相机快门。P521的输出端串接一个10kΩ的电阻，防止导通时电流过大而损坏相机。

数据存储模块由AT24C512实现，单片机P3．0，P3．1口分别与AT24C512的SCL、SDL端口相连，并接入上拉电阻，模拟I2C总线扩展64KBE2PROM数据存储器。SRAM扩展由IDT6116SA芯片实现，扩展2KB用于缓存单片机计算过程中的临时数据。系统输入电压为12V直流电，电源模块采用7805与7805两片三端稳压器串接，降低单片稳压器两端的压降，获得平稳的+5V电压。|可以协调电子吊舱的各个组件工作，控制相机的姿态，实时下传机载作业数据，使用的I／O口较少，USB接口的扩展解决了当前许多笔记本电脑不具备COM口的问题，在野外实验时亦可及时的处理作业系统中的照片信息数据。单片机仍还有较多的资源可以利用，可方便系统的升级，但同时也受到微处理器数据处理能力的限制。

嵌入式无人机控制系统硬件电路：在无人机飞行控制系统中，飞行控制器是其核心部件，它负责飞行控制系统信号的采集、控制律的解算、飞机的姿态和速度，以及与地面设备的通讯等工作。随着无人机越来越广泛的应用，它所完成的任务也越来越复杂，对无人机的机动性要求也越来越高，这就要求无人机的控制核心向高集成度和小型化方向发展。本文以586-Engine嵌入式芯片为核心，设计了某型无人机的飞行控制器。基于AMDElanSC520处理器的微控制模块，具有高可靠性、结构紧凑以及低功耗等特点，它同时具有功能强大的调试软件。586-Engine的主要参数指标如下：

（1）CPU为32位AMDElanSC520，主频为133MHz;（2）具有高性能的浮点运算单元，支持正弦、正切、对数等复杂运算，非常适合需要复杂运算的应用。（3）配置512KB的SRAM，512KB的Flash，114字节内部RAM;（4）支持15个外部中断。共有7个定时器，包括一个可编程内部定时器，提供3个16位内部定时器和3个16位GP定时器，再加上一个软件定时器。这些定时器支持外部事件的计时和计数。软件定时器提供微秒级的硬件时间基准。（5）提供32路可编程I/O，2个UART.共有19路12位A/D输入，包括11路ADC串行输入和8路并行ADC，转换频率为300kHz；6路D/A输出，包括2个串行输出DAC和4个输出并行12位DAC，转换频率为200kHz。（6）工作温度为-40℃~80℃，尺寸为91.4mm×58.4mm×7.6mm。

飞行控制器硬件：该型无人机飞行控制器是一个单独装箱的小型航空机载电子设备，由DC/DC直流电源变换板、计算机主机板、模拟量通道板、开关量通道板和舵机控制板组成，全部模板通过母板上的总线方式连接，以减小尺寸，提高集成度。该飞行控制器需要与GPS、磁航向计和无线电高度表等进行通讯，共需5个串口。而586-Engine主板只提供2个串口，分别供地面检测和测控电台使用，因此需要进行串口扩展。串口扩展电路中采用TL16C754四通道UART并-串转换器件，将8位并行数据转换成4路串行输出，外加MAX202和MAX489电平转换芯片，扩展了2个RS232串口和2个RS422串口，可满足飞行控制器的硬件需求。

转换硬件电路：此型无人机采用模拟舵机，共需6路D/A通道产生PWM信号来驱动舵机。586-Engine主板总共提供8路D/A，其中4路12位并行D/A（DA7625）分别控制升降舵机、左右副翼舵机和方向舵机，2路12位串行D/A（LTC1446）控制前轮舵机和油门舵机。由于DA7625的输出电压范围为0~2.5V，LTC1446输出电压范围为0~4.096V，而舵机工作电压为-10~10V，因此需要对信号进行放大和电平平移。D/A电平平移电路如图7所示。

由图可知，D/A电平转换原理是在运放输入端采用加法电路，将输入信号与基准电平比例相加，得到适合采样的电压范围。关于A/D采集，586-Engine主板上自带的19路12位的A/D接口完全满足飞控系统通道数和转换精度的要求，这些A/D接口分别采集气压高度表的数据，无人机机载电压、发动机转速和温度、油门开度等。这些信号发往地面测控计算机，为操作人员对无人机工作状态进行监控提供了基础。关于I/O控制，586-Engine主板上提供了32个16位可编程数字I/O口，用于采集发动机启动信号、伞舱打开信号等，并输出开关量信号控制其它设备，控制无人机起飞与回收过程。

电源模块硬件电路：飞行控制器的电源模块电路给飞行控制器提供干净稳定的供电电压，用来保证飞行控制器正常工作。电源模块电路的设计好坏直接影响飞行控制器运行的稳定性和可靠性。该型无人机由于对尺寸有一定的要求，同时考虑到可靠性与成本，因此在设计时选用了成熟的标准模块电源，外接少量器件即可工作。本飞行器可采用24T05D12模块电源作为供电电路的主芯片，提供的功率为30W，输入电压范围为18V~36V，具有三路电源输出：+5V和±12V，为机载传感器和舵机进行供电。嵌入式芯片的使用，减小了飞行控制器的体积与重量，实现了飞行控制器小型化、高集成度的设计目标；自行设计的串口扩展电路、舵机控制板等降低了研制成本，满足了项目需求方的要求。可以预见，586-Engine特有的功能以及较高的性价比将在无人机飞行控制领域得到广泛的应用。

电源管理系统电路：小型旋翼机器人是以模型直升机为载体，装备上传感器单元，控制单元和伺服机构等装置以实现自主飞行。而为了提高飞机的安全性，需要设计一套设备监测系统，实时的监测飞机的姿态信息，机载设备的状况以及电源的情况等。该平台所使用的电源是两节锂电池串联组成的电池组，利用锂离子电池的充放电特性，采用以mega16l为核心的充放电管理系统。锂电池具有体积小、能量密度高、无记忆效应、循环寿命高、高电压电池和自放电率低等优点，与镍镉电池、镍氢电池不太一样的是必须考虑充电、放电时的安全性，以防止特性劣化。因此在系统运行过程中，为了保护锂电池的安全，设计了一套欠压保护电路，以防止电源管理系统因过用而发生电池特性和耐久性特性劣化。

电源管理系统总体框架：无人机电源管理系统是飞机实现自主飞行的重要组成部分,其大致框架如图8所示。在该系统中，利用AXI公司生产的2212/34型号发电机将动能转换为220V交流电，再经过整流稳压后输出11.6V的直流电压，可由该输出电压为两节锂电池充电。电源管理系统的控制器是mega161单片机，该控制器通过检测两节锂电池的电压大小从而控制继电器开关来对电池进行充放电管理。

控制器采集到电源系统中的信息后，通过无线传输设备将该数据实时传输给地面。地面监控平台还可以发送一些指令给mega16l，通过控制继电器开关来控制电池充放电，从而实现监测和控制飞机的目的。机上电源模块由两节英特曼电池有限公司生产的锂电池组成，电池组电量充足时电压为8.4V.电池的荷电量与整个供电系统的可靠性密切相关，电池剩余电量越多，系统的可靠性越高，因此飞行时能实时获得电池的剩余电量，这将大大提高飞机的可靠性。

电源监控系统：直升机能顺利完成飞行任务，充足的电源供应不可或缺。由锂电池的特性可知，在过度放电的情况下，电解液因分解而导致电池特性劣化并造成充电次数降低。因此为了保护电池的安全，电源系统在给控制系统供电前要经过欠压保护模块和稳压模块。为了预测电源系统中剩余的电量，这里采用检测电源系统电压的方法，在测得系统的电源电压后，查找由放电曲线建立的数据库，就能估计出电源系统中所剩余的电量。单片机所需要的电源电压是2.7~5.5V，因此可为mega16l设计外部基准电压为2.5V，该基准稳压电路如图12所示。所以系统要检测电池的电压，需要将电池用电阻进行分压且最大分得的电压值不能超过2.5V.控制器测得的电压值乘上电压分压缩小的倍数后，就能得到电源系统中的实时电压。时刻监测锂电池的用电情况，防止电池过用现象出现，就能达到有效使用电池容量和延长寿命的目的。

直流无刷电机电路：无刷直流电机是由电动机主体和驱动器组成，是一种典型的机电一体化产品。直流无刷电机与一般直流电机具有相同的工作原理和应用特性，而其组成是不一样的，除了电机本身外，前者还多一个换向电路，直流无刷电动机的电机本身是机电能量转换部分，它除了电机电枢、永磁励磁两部分外，还带有传感器。该发电机的部分AC-DC电路如图13所示。

充电电路：锂离子电池的充电特性和镍镉、镍氢电池的充电特性有所不同，锂离子电池在充电时，电池电压缓慢上升，充电电流逐渐减小，当电压达到4.2V左右时，电压基本不变，充电电流继续减小。因此对于改型充电器可先用先恒流后恒压充电方式进行充电，具体充电电路如图9所示。该电路选用LM2575ADJ组成斩波式开关稳压器，最大充电电流为1A。

该电路工作原理如下：当电池接入充电器后，该电路输出恒定电流，对电池充电。该充电器的恒流控制部分由双运放LM358的一半、增益设定电阻R3和R4、电流取样电阻R5和1.23V反馈基准电压源组成。刚接入电池后，运放LM358输出低电平，开关稳压器LM2575-ADJ输出电压高，电池开始充电。当充电电流上升到1A时，取样电阻R5（50m欧）两端压降达到50mV，该电压经过增益为25的运放放大后，输出1.23V电压，该电压加到LM2575的反馈端，稳定反馈电路。当电池电压达到8.4V后，LM3420开始控制LM2575ADJ的反馈脚。LM3420使充电器转入到恒压充电过程，电池两端电压稳定在8.4V.R6、R7和C3组成补偿网络，保证充电器在恒流/恒压状态下稳定工作。若输入电源电压中断，二极管D2和运放LM358中的PNP输入级反向偏置，从而使电池和充电电路隔离，保证电池不会通过充电电路放电。当充电转入恒压充电状态时，二极管D3反向偏置，因此运放中不会产生灌电流。

电源欠压保护电路:电源欠压保护由锂电池的电池放电特性易知，当电池处于3.5V时，此时电池电量即将用完，应及时给电池充电，否则电池电压将急剧下降直至电池损坏。套欠压保护电路如图10所示，利用电阻分压所得和由TL431设计的基准电压比较，将比较结果送人LM324放大电路进而触发由三极管构成的开关系统，从而控制负载回路的通阻。试验证明，当系统电压达到临界危险电压7V时，系统的输出电流仅为4mA，从而防止了系统锂电池过度放电现象的产生。由于锂离子电池能量密度高，因此难以确保电池的安全性。在过度充电状态下，电池温度上升后能量将过剩，于是电解液分解而产生气体，因内压上升而发生自燃或破裂的危险；反之，在过度放电状态下，电解液因分解导致电池特性及耐久性劣化，从而降低可充电次数。该充电电路和本管理系统能有效的防治锂电池的过充和过用，从而确保了电池的安全，提高锂电池的使用寿命。本系统具有自动控制充放电管理，实时监测电池电压等功能。该系统已经经过调试和试验验证了其可行性，但是为了保证飞机安全，还要做更多的试验以保证无人机自主飞行的安全和稳定。

小型无人机飞控系统

小型无人机在现代军事和民用领域的应用已越来越广泛。在经历了早期的遥控飞行后，目前其导航控制方式已经发展为自主飞行和智能飞行。导航方式的改变对飞行控制计算机的精度提出了更高的要求；随着小型无人机执行任务复杂程度的增加，对飞控计算机运算速度的要求也更高；而小型化的要求对飞控计算机的功耗和体积也提出了很高的要求。高精度不仅要求计算机的控制精度高，而且要求能够运行复杂的控制算法，小型化则要求无人机的体积小，机动性好，进而要求控制计算机的体积越小越好。在众多处理器芯片中，最适合小型飞控计算机CPU的芯片当属TI公司的TMS320LF2407，其运算速度以及众多的外围接口电路很适合用来完成对小型无人机的实时控制功能。它采用哈佛结构、多级流水线操作，对数据和指令同时进行读取，片内自带资源包括16路10位A／D转换器且带自动排序功能，保证最多16路有转换在同一转换期间进行，而不会增加CPU的开销；40路可单独编程或复用的通用输入／输出通道；5个外部中断；集成的串行通信接口（SCI），可使其具备与系统内其他控制器进行异步（RS485）通信的能力；16位同步串行外围接口（SPI）能方便地用来与其他的外围设备通信；还提供看门狗定时器模块（WDT）和CAN通信模块。

飞控系统组成模块:飞控系统实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据，经计算处理，输出控制指令给执行机构，实现对无人机中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制；同时将无人机的状态数据及发动机、机载电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给机载无线电数据终端，经无线电下行信道发送回地面测控站。按照功能划分，该飞控系统的硬件包括：主控制模块、信号调理及接口模块、数据采集模块以及舵机驱动模块等。具体的硬件构成原理如图11所示。

模块功能

各个功能模块组合在一起，构成飞行控制系统的核心，而主控制模块是飞控系统核心，它与信号调理模块、接口模块和舵机驱动模块相组合，在只需要修改软件和简单改动外围电路的基础上可以满足一系列小型无人机的飞行控制和飞行管理功能要求，从而实现一次开发，多型号使用，降低系统开发成本的目的。

系统主要完成如下功能：

（1）完成多路模拟信号的高精度采集，包括陀螺信号、航向信号、舵偏角信号、发动机转速、缸温信号、动静压传感器信号、电源电压信号等。由于CPU自带A／D的精度和通道数有限，所以使用了另外的数据采集电路，其片选和控制信号是通过EPLD中译码电路产生的。

（2）输出开关量信号、模拟信号和PWM脉冲信号等能适应不同执行机构（如方向舵机、副翼舵机、升降舵机、气道和风门舵机等）的控制要求。

（3）利用多个通信信道，分别实现与机载数据终端、GPS信号、数字量传感器以及相关任务设备的通信。由于CPU自身的SCI通道配置的串口不能满足系统要求，设计中使用多串口扩展芯片28C94来扩展8个串口。

系统软件设计

该系统的软件设计分为2部分，即逻辑电路芯片EPLD译码电路的程序设计和飞控系统的应用程序设计。

逻辑电路程序设计:EPLD用来构成数字逻辑控制电路，完成译码和隔离以及为A／D，D／A，28C94提供片选信号和读／写控制信号的功能。该软件的设计采用原理图输入和VERILOGHDL语言编程的混合设计方式，遵循设计输入→设计实现→设计校验→器件编程的流程。系统使用了两片ispLSI1048芯片，分别用来实现对A／D，D／A的控制和对串口扩展芯片28C94的控制。

系统应用程序设计:由于C语言不但能够编写应用程序、系统程序，还能像汇编语言一样直接对计算机硬件进行控制，编写的程序可移植性强。由于以DSP为核心设计的系统中涉及到大量对外设端口的操作，以及考虑后续程序移植的工作，所以飞控系统的应用程序选用BC3．1来设计，分别实现飞行控制和飞行管理功能。

软件按照功能划分为4个模块：时间管理模块、数据采集与处理模块、通信模块、控制律解算模块。通过时间管理模块在毫秒级时间内对无人机进行实时控制；数据采集模块采集无人机的飞行状态、姿态参数以及飞行参数、飞行状态及飞行参数进行遥测编码并通过串行接口传送至机载数据终端，通过无线数据信道发送到地面控制站进行飞行监控；姿态参数通过软件内部接口送控制律解算模块进行解算，并将结果通过D／A通道送机载伺服系统，控制舵机运行，达到调整、飞机飞行姿态的目的；通信模块完成飞控计算机与其他机载外设之间的数据交换功能。

利用高速DSP控制芯片在控制律计算和数据处理方面的优势及其丰富的外部资源，配合大规模可编程逻辑器件CPLD以及串行接口扩展芯片28C94设计小型机载飞控计算机，以其为核心设计的小型无人机飞控系统具有功能全，体积小，重量轻，功耗低的特点，很好地满足了小型无人机对飞控计算机高精度、小型化、低成本的要求。该设计已成功应用于某验证无人机系统。

飞控微控制器：在四轴飞行器的飞控主板上，需要用到的芯片并不多。目前的玩具级飞行器还只是简单地在空中飞行或停留，只要能够接收到遥控器发送过来的指令，控制四个马达带动桨翼，基本上就可以实现飞行或悬停的功能。意法半导体高级市场工程师介绍，无人机/多轴飞行器主要部件包括飞行控制以及遥控器两部分。其中飞行控制包括电调/马达控制、飞机姿态控制以及云台控制等。目前主流的电调控制方式主要分成BLDC方波控制以及FOC正弦波控制。

多轴无人机的EMS/传感器：用MEMS传感器测量角度变化，一般要选择组合传感器，既不能单纯依赖加速度计，也不能单纯依赖陀螺仪，这是因为每种传感器都有一定的局限性。比如说陀螺仪输出的是角速度，要通过积分才能获得角度，但是即使在零输入状态时，陀螺依然是有输出的，它的输出是白噪声和慢变随机函数的叠加，受此影响，在积分的过程中，必然会引进累计误差，积分时间越长，误差就越大。这就需要加速度计来校正陀螺仪，因为加速度计可以利用力的分解原理，通过重力加速度在不同轴向上的分量来判断倾角。由于没有积分误差，所以加速度计在相对静止的条件下可以校正陀螺仪的误差。但在运动状态下，加速度计输出的可信度就要下降，因为它测量的是重力和外力的合力。较常见的算法就是利用互补滤波，结合加速度计和陀螺仪的输出来算出角度变化。陀螺仪的理想输出是只响应角速度变化，但受设计和工艺的限制，陀螺对加速度也是敏感的，就是我们在陀螺仪数据手册上常见的deg/sec/g的指标。对于多轴飞行器的应用来说，这个指标尤为重要，因为飞行器中的马达一般会带来较强烈的振动，一旦减震控制不好，就会在飞行过程中产生很大的加速度，那势必会带来陀螺输出的变化，进而引起角度变化，马达就会误动作，最后给终端用户的直观感觉就是飞行器并不平稳。

随着无人机的功能不断增加，GPS传感器、红外传感器、气压传感器、超声波传感器越来越多地被用到无人机上。方案商已经在利用红外和超声波传感器来开发出可自动避撞的无人机，以满足将来相关法规的要求。集成了GPS传感器的无人机则可以实现一键返航功能，防止无人机飞行丢失。而内置了GPS功能的无人机，可以在软件中设置接近机场或航空限制的敏感地点，不让飞机起飞。

有益效果

本发明具有两种类型的飞行器的优点，具有燃油飞行器长航时、大载荷的特性；同时具有电动多旋翼飞行器能够被精确操控的性能，可以完成预先编程，在GPS的导航下沿规定路线完成各种动作，同时又具有大载荷长航时的特性，使得多旋翼飞行器能够满足更大范围的实际应用需求，具有良好的推广前景。

附图说明：

图1是发动机主旋翼结构示意图；

图2是整体结构示意图；

图3是电控原理图；

图4是USB扩展电路原理图；

图5发动机风门步进电机驱动电路；

图6CCD/相机驱动电路；

图7D/A电平平移电路；

图8电源管理系统总体框图；

图9高效开关型恒流/恒压充电器部分电路；

图10欠压保护电路；

图11飞控系统原理图；

图12基准电压电路图；

图13无刷电机AC-DC电路。

图1-13中：1、上主旋翼，2、下主旋翼，3、多旋翼飞行器天线，4、多旋翼飞行器电控板，5、电机驱动副旋翼，6、电机，7、燃油发动机，8、转速对偶齿轮箱，9、化油器，10、电机座，11、电池，12、燃油进气风门，13、输油管，14、发动机固定托架，15、油箱，16、机臂，17、起落架，18、上主旋翼轴，19、下主旋翼套管轴，20、上伞齿轮，21、下伞齿轮，22、转速传感器，23、发动机排气管，24、风门控制电机。

具体实施方式：下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

例一：油电混合动力飞行器分由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成（参见图1所示），上主旋翼转轴18从顶端穿过下主旋翼2下主旋翼套管轴19后与下伞齿轮21焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼2的旋转主轴为下主旋翼套管轴19，该套管轴内设空腔，只有上中下3个端面与内部上主旋翼轴18有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴19与上主旋翼转轴18能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴19与上伞齿轮20向上的大端面焊接，上伞齿轮20和下伞齿轮21之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱8中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮21下方设置有监测主旋翼转轴18转速的转速传感器21，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机7通过发动机固定托架14固定在机臂16上（参见图2所示），发动机固定托架14同时固定油箱15，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架17以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

例二：油电混合动力飞行器分由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成（参见图1所示），上主旋翼转轴18从顶端穿过下主旋翼2下主旋翼套管轴19后与下伞齿轮21焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼2的旋转主轴为下主旋翼套管轴19，该套管轴内设空腔，只有上中下3个端面与内部上主旋翼轴18有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴19与上主旋翼转轴18能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴19与上伞齿轮20向上的大端面焊接，上伞齿轮20和下伞齿轮21之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱8中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮21下方设置有监测主旋翼转轴18转速的转速传感器21，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机7通过发动机固定托架14固定在机臂16上（参见图2所示），发动机固定托架14同时固定油箱15，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架17以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，改进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线3和多旋翼飞行器电控板4安装在机臂16上，电池11安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂16的端头安装电机座10，电机座固定电机6，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼5，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔至少大于3cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

遥控发射器给出发射指令，接受装置接受到指令后，给出主旋翼、油门、前进方向、升降、陀螺这些参数的期望值指令信号传输给飞行控制板，控制四个电机（以四旋翼飞行器为例）和燃油发动机风门，通过调节四个电机的电流改变不同电机的转速，实现飞行器姿态调整，如前行、横滚、转向、翻滚等，飞行器平台的水平面的改变使得主旋翼水平面随之改变，这会加剧姿态的变化，因此需要精确平稳控制主旋翼转速，为了使得燃油发动机转速平稳，采用PID闭环控制，发动机输出转速反馈信号输入飞行控板，控制步进电机，调整风门，实现转速稳定。

无人机技术各模块：无人机在2015年已经迅速地成为现象级的热门产品，甚至我们之前都没有来得及细细研究它。与固定翼无人机相比，多轴飞行器的飞行更加稳定，能在空中悬停。有些更加高级的如针对航模发烧友和航拍用户们的无人机系统，还会要求有云台、摄像头、视频传输系统以及视频接收等更多模块。

高通和英特尔推的飞控主芯片：CES上我们看到了高通和英特尔展示了功能更为丰富的多轴飞行器，他们采用了比微控制器（MCU）更为强大的CPU或是ARMCortex-A系列处理器作为飞控主芯片。例如，高通CES上展示的SnapdragonCargo无人机是基于高通Snapdragon芯片开发出来的飞行控制器，它有无线通信、传感器集成和空间定位等功能。IntelCEOBrianKrzanich也亲自在CES上演示了他们的无人机。这款无人机采用了“RealSense”技术，能够建起3D地图和感知周围环境，它可以像一只蝙蝠一样飞行，能主动避免障碍物。英特尔的无人机是与一家德国工业无人机厂商AscendingTechnologies合作开发，内置了高达6个英特尔的“RealSense”3D摄像头，以及采用了四核的英特尔凌动（Atom）处理器的PCI-express定制卡，来处理距离远近与传感器的实时信息，以及如何避免近距离的障碍物。这两家公司在CES展示如此强大功能的无人机，一是看好无人机的市场，二是美国即将推出相关法规，对无人机的飞行将有严格的管控。

采用xCORE多核微控制器拥有数量在8到32个之间的、频率高达500MHz的32位RISC内核。xCORE器件也带有HardwareResponseI/O接口，它们可提供卓越的硬件实时I/O性能，同时伴随很低的延迟。“这种多核解决方案支持完全独立地执行系统控制与通信任务，不产生任何实时操作系统（RTOS）开销。xCORE微控制器的硬件实时性能使得我们的客户能够实现非常精确的控制算法，同时在系统内无抖动。xCORE多核微控制器的这些优点，正是吸引诸如无人机/多轴飞行器这样的高可靠性、高实时性应用用户的关键之处。”多轴飞行器需要用到四至六颗无刷电机用来驱动无人机的旋翼。而马达驱动控制器就是用来控制无人机的速度与方向。原则上一颗马达需要配置一颗8位MCU来做控制，但也有一颗MCU控制多个BLDC马达的方案。

Claims (4)

1.一种油电混合动力多旋翼飞行器，主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器天线(3)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、发动机排气管(23)、风门控制步进电机(24)构成，其特征是由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成，上主旋翼转轴(18)从顶端穿过下主旋翼(2)下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)的旋转主轴为下主旋翼套管轴(19)，该套管轴内设空腔，只有上中下(3)个端面与内部上主旋翼轴(18)有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴(19)与上主旋翼转轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测主旋翼转轴(18)转速的转速传感器(21)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机(7)通过发动机固定托架(14)固定在机臂(16)上，发动机固定托架(14)同时固定油箱(15)，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

2.根据权利要求1所述的一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是油箱(15)的输油管(13)连接化油器(9)，化油器连接燃油进气风门(12)，改进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机(24)，用于控制挡风板开闭角度。

3.根据权利要求1或2所述的一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线(3)和多旋翼飞行器电控板(4)安装在机臂(16)上，电池(11)安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂(16)的端头安装电机座(10)，电机座固定电机(6)，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼(5)，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔至少大于3cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

4.根据权利要求1或2所述的一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是遥控发射器给出发射指令，接受装置接受到指令后，给出主旋翼、油门、前进方向、升降、陀螺这些参数的期望值指令信号传输给飞行控制板，控制多旋翼电机和燃油发动机风门，通过调节飞行器电机的电流改变不同电机的转速，实现飞行器姿态调整，需要精确平稳控制主旋翼转速，采用闭环控制，发动机输出转速反馈信号输入飞行控板，控制步进电机调整风门，实现转速平稳。